一种可调式高超声速飞行器主动热防护系统的制作方法

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种可调式高超声速飞行器主动热防护系统。

背景技术：

高超声速飞行器在飞行过程中会承受严酷的气动加热效应，即飞行器壁面存在高热流。高热流会引起机体结构温度急剧升高，尤其是飞行器的头锥。若结构温度超过材料极限温度，结构破坏，飞行器将发生灾难性的事故。为了保证机体结构温度在材料可承受的温度范围内，需要在飞行器表面设计热防护系统。未来高超声速飞行器的飞行马赫数将大幅度提升，传统的被动式热防护系统由于材料耐高温特性的限制已无法满足其防热需求，因此一些学者开始研究主动热防护系统。

最初的主动热防护系统是在高超声速飞行器头锥安装细长杆，其目的是将飞行器头锥前方的弓形激波转化为较弱的类斜激波，从而减弱飞行器头锥的气动加热和壁面热流。由于细长杆的直径远比飞行器头锥直径小，因此该细长杆自身的气动加热会让其烧毁，无法稳定工作。为了克服细长杆烧蚀的缺点，一些学者提出在细长杆前端安装低温逆向喷流的方法。低温逆向喷流气体可同时冷却飞行器头锥和细长杆，在实现防热的情况下又能保证细长杆的非烧蚀性，但该系统存在两大严重设计缺陷：

1.喷流总压必须大于临界总压(喷口前方的气体压强)才能将气体喷出，由于逆向喷流安装在细长杆最前端，即驻点区域，因此该临界总压值很高。为了顺利将气体喷出，在飞行器舱内需要布置压力很高的储气罐，这为设计带了严重的困难；

2.细长杆固定在飞行器头锥驻点区域，且与头锥共轴。在零度攻角情况下，该系统能实现良好的防热效果。但高超声速飞行器基本上都处于非零攻角的飞行状态，此时飞行器头锥迎风面为危险区，其热流峰值急剧升高，系统防热效率降低。因此该主动热防护系统无法满足非零攻角飞行状态下的防热要求，尤其在大攻角下。

因此有必要设计新型的高超声速主动热防护系统，其应该具有低的喷流临界总压值，且在非零攻角下依然具有很高的防热效率。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种可调式高超声速飞行器主动热防护系统，以解决传统主动热防护系统的喷流临界总压值过高和在非零攻角下防热效率低的问题。

一种可调式高超声速飞行器主动热防护系统，包括引气管；

所述引气管为一端开口一端封闭的等截面空心细长圆管；

所述高超声速飞行器头锥轴线处设有用于安装引气管的通孔；

所述引气管的开口端在高超声速飞行器头锥的通孔处和高超声速飞行器头锥转动连接，且连接处设有锁止机构，引气管靠近封闭端的侧壁上周向均匀设有若干喷口；

所述引气管用于从高超声速飞行器舱体内的高压罐中引出低温空气后从侧壁上的喷口喷出，形成侧向喷流，使得经过引气管封闭端压缩流速降低后的来流再次降低流速，减弱飞行器头锥的气动加热效应，减小头锥壁面热流密度，同时喷出的低温空气随主流往下游流动，对头锥壁面进行膜冷却，进一步实现防热。

作为本发明一种可调式高超声速飞行器主动热防护系统进一步的优化方案，所述引气管的封闭端呈半球状。

引气管与飞行器头锥转动连接，且连接处设有锁止机构，因此引气管的安装角可以调节。在来流攻角为零时，引气管的安装角保持初始的0°；

当来流攻角不为零时，飞行器头锥迎风面为危险区，其热流峰值急剧上升，0°安装角下的引气管防热效率降低。为了提高非零攻角下的防热效率，可以调节引气管的安装角，使其向来流方向旋转。这可以降低飞行器头锥迎风面的气动加热，使头锥整体热流峰值得到降低，提高防热效率；

存在引气管的最佳安装角，使头锥整体热流峰值最低，且不同的来流攻角对应于不同的引气管最佳安装角。数值计算或风洞试验可以建立引气管最佳安装角与来流攻角之间的函数关系，因此高超声速飞行器在飞行过程中可以通过自动控制系统根据来流攻角将引气管调整到最佳安装角，以实现最高的防热效率。

还可根据实际需求调整引气管的长度及侧向喷流的总压，实现对防热效率的主动控制。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1.引气管和低温侧向喷流的联合作用可以实现对高超声速来流流速的两次降低，减弱飞行器头锥的气动加热效应，实现防热；

2.低温侧向喷流随主流往下游流动，对头锥壁面进行膜冷却，也可实现防热；

3.侧向喷流具有很低的喷流临界总压值，易于气体的喷出，这大大降低了飞行器舱内储气罐的布置和设计难度，解决了传统主动热防护系统喷流临界总压值过高的问题。

4.在飞行过程中通过自动控制系统将引气管调整到最佳安装角，保证了在非零攻角下系统依然具有很高的防热效率，解决了传统主动热防护系统在非零攻角下防热效率低的问题；

5.可根据实际需求调整引气管的长度及侧向喷流的总压，实现对防热效率的主动控制；

6.对高超声速飞行器的防热具有通用性；

7.结构简单，易于制造和安装。

附图说明

图1是本发明的立体图；

图2是本发明的正视图；

图3是飞行器头锥和引气管的局部铰接情况；

图4是传统发明的正视图；

图5是本发明的尺寸标注和来流情况；

图6是本发明的数值计算网格和边界条件；

图7是6°攻角时传统发明的流场马赫云图；

图8是6°攻角时传统发明的流场温度云图；

图9是6°攻角和6°安装角时本发明的流场马赫云图；

图10是6°攻角和6°安装角时本发明的流场温度云图；

图11是传统发明和本发明的飞行器头锥热流密度对比情况；

图12是本发明的飞行器头锥迎风面和背风面热流峰值随安装角的变化情况。

图中，1-高超声速飞行器头锥，2-引气管，3-低温侧向喷流，4-飞行器头锥的耳片，5-逆向喷流，6-飞行器头部的再附激波，7-逆向喷流形成的马赫盘，8-逆向喷流前方的弓形激波，9-侧向喷流，10-引气管前方的弓形激波。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。

如图1、图2所示，本发明公开了一种可调式高超声速飞行器主动热防护系统，包括引气管；

所述引气管为一端开口一端封闭的等截面空心细长圆管；

所述高超声速飞行器头锥轴线处设有用于安装引气管的通孔；

所述引气管的开口端在高超声速飞行器头锥的通孔处和高超声速飞行器头锥转动连接，且连接处设有锁止机构，引气管靠近封闭端的侧壁上周向均匀设有若干喷口；

所述引气管用于从高超声速飞行器舱体内的高压罐中引出低温空气后从侧壁上的喷口喷出，形成侧向喷流，使得经过引气管封闭端压缩流速降低后的来流再次降低流速，减弱飞行器头锥的气动加热效应，减小头锥壁面热流密度，同时喷出的低温空气随主流往下游流动，对头锥壁面进行膜冷却，进一步实现防热。

所述引气管的封闭端呈半球状。

引气管与飞行器头锥转动连接，且连接处设有锁止机构，因此引气管的安装角η可以调节。图3给出了飞行器头锥和引气管的转动连接的一种局部连接图，可观察到飞行器头锥处设计了一个耳片，引气管与耳片通过铰链连接在一起。因此飞行器头锥和引气管之间为铰接，这样设计便于调节引气管的轴线与飞行器头锥轴线之间的夹角η。

在来流攻角为零时，引气管的安装角保持初始的0°，图4给出了传统主动热防护系统的正视图，其引气管与头锥共轴，即安装角保持0°不变，且逆向喷流气体从引气管最前方喷出，喷流方向与引气管轴线平行。

当来流攻角不为零时，飞行器头锥迎风面为危险区，其热流峰值急剧上升，0°安装角下的引气管防热效率降低。为了提高非零攻角下的防热效率，可以调节引气管的安装角，使其向来流方向旋转。这可以降低飞行器头锥迎风面的气动加热，使头锥整体热流峰值得到降低，提高防热效率；

存在引气管的最佳安装角，使头锥整体热流峰值最低，且不同的来流攻角对应于不同的引气管最佳安装角。数值计算或风洞试验可以建立引气管最佳安装角与来流攻角之间的函数关系，因此高超声速飞行器在飞行过程中可以通过自动控制系统根据来流攻角将引气管调整到最佳安装角，以实现最高的防热效率。

还可根据实际需求调整引气管的长度及侧向喷流的总压，实现对防热效率的主动控制。

图5为本发明几何模型的尺寸标注和来流情况，其中d为飞行器头锥的直径，l为引气管的长度，d为引气管的直径，l1为头锥后部柱体的长度，l2为喷口与引气管最前端的距离，l3为喷口长度，以上几何尺寸的数值列于表1中。表2列出了高超声速来流的马赫数ma∞、静压p∞、静温t∞及攻角α，表3列出了侧向喷流的马赫数maj、总压p0j和总温t0j。

表1

表2

表3

数值模型如下：

采用计算流体力学数值方法进行本发明可调式高超声速飞行器主动热防护系统的防热性能分析，其中采用ausm+空间离散格式和menter’ssstk-ω两方程湍流模型。根据几何模型建立了三维数值计算模型，图6给出了本发明主动热防护系统的数值计算网格和边界条件。数值模型的网格类型为结构网格，网格量为5081664，壁面第一层网格高度为1×10^-3mm。飞行器头锥和引气管外壁面定义为等温壁面(300k)，侧向喷流定义为压力入口，来流入口和出口分别定义为压力远场和超声速出口。

计算结果分析如下：

为了对比分析，验证本发明主动热防护系统在非零攻角下(此处攻角α为6°)依然具有很高的防热效率且侧向喷流具有很低的临界总压值，还进行了传统主动热防护系统的防热性能分析。传统主动热防护系统的引气管与飞行器头锥共轴，本发明主动热防护系统的引气管具有6°的安装角，在其它方面两种系统具有相同的几何和计算参数。数值计算结果表明传统发明的逆向喷流临界总压值为750pa，而本发明的侧向喷流临界总压值仅为32pa，这大大降低了飞行器舱内储气罐的布置和设计难度。图7和图8给出了6°攻角时传统发明的流场马赫云图和温度云图，图9和图10给出了6°攻角和6°安装角时本发明的流场马赫云图和温度云图。对比图6和图8可知，传统发明的头锥迎风面再附激波明显强于本发明。对比图8和图10可知，传统发明的头锥迎风面再附激波层内的气体温度明显强于本发明。因此可以根据流场特征得出本发明的头锥气动加热效应明显弱于传统发明的定性结论。图11给出了传统发明和本发明的头锥热流密度对比情况，由于传统发明在6°攻角时的危险部位在头锥迎风面上，故此处仅给出了传统发明头锥迎风面的热流密度分布。可观察到本发明整个头锥的热流密度均低于传统发明头锥迎风面的热流密度。传统发明头锥迎风面热流峰值为67.51kw/m²，而本发明头锥迎风面和背风面的热流峰值分别为36.35kw/m²和19.89kw/m²，因此本发明的引气管在6°安装角下头锥整体热流峰值比传统发明降低了46.16％，需要注意的是6°安装角并非是引气管的最佳安装角。

此外通过流场定性分析可知，随着引气管安装角的增加，头锥迎风面的气动加热逐渐减弱，但头锥背风面的气动加热逐渐增强。因此本发明的引气管存在最佳安装角度，使头锥整体热流峰值最低，且最佳安装角度与来流攻角一一对应，此处仍然以6°的来流攻角为例介绍引气管最佳安装角的确定方法。保持来流攻角在6°不变，引气管安装角逐渐从5°增加至10°，并计算各个工况下头锥迎风面和背风面的热流峰值。图12给出了头锥迎风面和背风面的热流峰值随引气管安装角的变化情况。可观察到迎风面和背风面的热流峰值曲线之间存在一个交点，在交点处头锥整体热流峰值最低，因此该交点为最优设计点，其对应的横坐标为引气管的最佳安装角(8.32°)，对应的纵坐标为此时头锥的整体热流峰值(28.19kw/m²)，其比传统发明的头锥整体热流峰值降低了58.24％。因此在非零攻角下本发明的可调式高超声速飞行器主动热防护系统的防热效率远高于传统发明。

本发明的可调式主动热防护系统对高超声速飞行器的防热具有很强的通用性，以上内容仅仅是通过一个典型数值计算实例进行本发明具体实施方式的说明，还可根据实际需求调整引气管的长度及侧向喷流的总压，实现对防热效率的主动控制，解决传统发明的喷流临界总压值过高和在非零攻角下防热效率低的问题。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。